(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
（ａ）ターボ機械コア（２８）内の燃料を燃焼させて、第１の加圧燃焼ガス流を生成することと、
（ｂ）該第１の加圧燃焼ガス流からエネルギーを抽出するとともに該エネルギーを使用して、回転ファン（１４）で第１の加圧空気流を生成することと、
（ｃ）前記ファン（１４）を、すべての飛行状態において最大毎分回転数で一定に保って回転することと、
（ｄ）該ファン（１４）を通る流量範囲を選択的に変化させて、該ファン（１４）が実質的に一定速度で回転しながら該第１の加圧空気流を変化させることと、
（ｅ）該ファン（１４）を使用して、該第１の加圧空気流から独立した大きさを有する加圧抽気流を生成するように、ファン外側導管（４８）内に配置された補助ファンを有するフレード段（４４）を機械駆動することと
を含み、
前記フレード段（４４）の排気の流量および圧力比レベルを一定に保つ
ことを特徴とする、ガスタービンエンジン（１０）の動作方法。
【請求項２】
（ａ）バイパス導管（３０）に該コア（２８）の周囲の該ファン（１４）からの該加圧空気流の一部分を通すことと、
（ｂ）該コア（２８）からの該加圧燃焼ガス流と該バイパス導管（３０）からの該第１の加圧空気流を混合することと、
（ｃ）該混合流を下流に排気することと
をさらに有する、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
（ａ）加圧燃焼ガス流を生成するように機能するターボ機械コア（２８）と、
（ｂ）該コア（２８）からエネルギーを抽出し、第１の加圧空気流を生成するように適応された回転ファン（１４）と、
（ｃ）該ファン（１４）と流体連通して接続され、該ファン（１４）が実質的に一定速度で動作しながら該第１の加圧空気流を変化させるように機能するファンステータアセンブリ（３２、３６）と、
（ｄ）該コア（２８）を取り囲むファン外側導管（４８）と、
（ｅ）該ファン外側導管（４８）内に配置された補助ファンを有し、加圧抽気流を生成するために該ファン（１４）によって駆動されるフレード段（４４）と
を有し、
前記ファン（１４）は、すべての飛行状態において最大毎分回転数で一定に保たれて回転され、前記フレード段（４４）の排気が、流量および圧力比レベルが一定に保たれる
ことを特徴とする、ガスタービンエンジン（１０）。
【請求項４】
該ファン外側導管（４８）と流体連通して接続されて、該ファン外側導管（４８）からの抽気流を排気する少なくとも１つの抽気出口（５４）をさらに有する、請求項３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項５】
前記抽気出口（５４）からの流れを許容し又は該抽気出口（５４）からの流れを閉鎖する選択的に動作可能な少なくとも１つの抽気弁（５６）をさらに有する、請求項４に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項６】
該ファンステータアセンブリ（３２、３６）が、開放位置と閉鎖位置の間で動作可能である複数の非回転翼（３６）を有する、請求項３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項７】
該ファン（１４）が、直流関係で
（ａ）第１段の回転ファンブレード（３４）と、
（ｂ）第２段の回転ファンブレード（３８）と
を有する請求項３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項８】
該ファンステータアセンブリ（３２、３６）が、
（ａ）該第１段の回転ファンブレード（３４）の上流に配置された複数の非回転ファン入口案内翼（３２）であって、開放位置と閉鎖位置の間で動作可能である該ファン入口案内翼（３２）と、
（ｂ）該第１段のファンブレード（３４）および第２段のファンブレード（３８）の間に配置された複数の非回転中間翼（３６）であって、開放位置と閉鎖位置の間で動作可能である該中間翼（３６）と
を有する、請求項７に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項９】
該フレード段（４４）の上流に配置された複数の非回転フレード入口案内翼（５０）であって、開放位置と閉鎖位置の間で動作可能である該フレード入口案内翼（５０）をさらに有する、請求項３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【請求項１０】
（ａ）該コア（２８）を取り囲み、該コア（２８）の周囲の該ファン（１４）からの該加圧空気流の一部分を通すように適応されたバイパス導管（３０）と、
（ｂ）該コア（２８）からの該加圧燃焼ガス流と該バイパス導管（３０）からの該第１の加圧空気流を混合して、該混合流を下流に排気するように適応されたミキサ（６０）と
をさらに有する、請求項３に記載のガスタービンエンジン（１０）。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は概してガスタービンエンジンに関し、より詳細には、ファン速度に左右されずにファン流量を調節することができるターボファンエンジンに関する。
【背景技術】
【０００２】
タービンエンジンから抽気を抽出して、航空機のフラップ吹き込み、境界層制御および揚力増加等の機能を実行することが知られている。特に、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）航空機は、飛行の離陸および着陸時の翼揚力増加にエンジン抽気を利用することができる。そのような航空機は、たとえエンジン推力が飛行の段階によって約２０％から最大１００％の変動幅にわたって変化しても、抽気流量と圧力レベルを基本的に一定に保つことが要求される。抽気圧力レベルはまた、所定の抽気エネルギーレベルに適ったパイプ寸法を保つのに十分な高さでなければならない。また、マルチエンジン航空機では、１つのエンジンアウト動作に対して、エンジンシステムはすべてのエンジン運転で必要とされるのと同等の抽気エネルギーを生成することができなければならない。また、運転中のエンジンのエンジンアウト故障に対する迅速な対応も望まれる。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００３】
これらの要求は、エンジン抽気源の圧力と流量が運転推力の変動幅にわたって広く変化し、進入および着陸の際、ＬＰスプール速度が大きく減少してスプールの動作可能時間が許容できなくなる可能性があるので、従来のエンジンシステムのいくつかの問題を提起する。
【課題を解決するための手段】
【０００４】
従来技術のとりわけ上述の欠点に本発明では焦点をあてており、一態様によれば、加圧燃焼ガス流を生成するように機能するターボ機械コアと；該コアからエネルギーを抽出し、第１の加圧空気流を生成するように適応された回転ファンと；該ファンと流体連通して接続され、該ファンが実質的に一定速度で動作しながら該第１の加圧空気流を変化させるように機能するファンステータアセンブリと；該コアを取り囲むファン外側導管と；該ファン外側導管内に配置された補助ファンを有し、加圧抽気流を生成するために該ファンによって駆動されるフレード段とを含むガスタービンエンジンを提供する。
【０００５】
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジンの動作方法は、ターボ機械コア内の燃料を燃焼させて、第１の加圧燃焼ガス流を生成することと；該第１の加圧燃焼ガス流からエネルギーを抽出するとともに該エネルギーを使用して、回転ファンで第１の加圧空気流を生成することと；該ファンを通る流量範囲を選択的に変化させて、該ファンが実質的に一定速度で回転しながら該第１の加圧空気流を変化させることと；該ファンを使用して、該第１の加圧空気流から独立した大きさを有する加圧抽気流を生成するように、ファン外側導管内に配置された補助ファンを有するフレード段を機械駆動することとを含む。
【０００６】
本発明は、添付図面と併せて以下の説明を参照することにより、最も良く理解できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００７】
さまざまな図を通して同じ要素を同一の参照番号で示す図面を参照すると、図１は、全体的に１０で示される例示的なガスタービンエンジンの一部を図示する。エンジン１０は、長手方向中心線すなわち軸Ａと、軸Ａの周囲に同心円状かつ軸Ａに沿って同軸上に配置された外部固定環状ケーシング１２とを有する。エンジン１０は、直流関係に配列されたファン１４と、圧縮機１６と、燃焼器１８と、高圧タービン２０と、低圧タービン２２とを有する。動作中、圧縮機１６からの加圧空気は燃焼器１８内の燃料と混合され、点火されることによって、加圧燃焼ガスが生成する。外軸２４を介して圧縮機１６を駆動する高圧タービン２０によって、これらのガスから一部の仕事量が抽出される。その後、内軸２６を介してファン１４を駆動する低圧タービン２２内に燃焼ガスが流れる。ファン１４、内軸２６および低圧タービン２２は、集合的に「低圧スプール」または「ＬＰスプール」（図では表示されていない）の一部と見なされる。
【０００８】
ファン排気の一部分は、集合的にエンジン１０の「コア」２８と呼ばれる圧縮機１６、燃焼器１８および高圧タービン２０を通って流れる。ファン排気の別の部分は、コア２８を取り囲む環状バイパス導管３０を通って流れる。図示のファン１４は、流れ順に、非回転ファン入口案内翼すなわち「ＩＧＶ」３２の列と、第１段の回転ファンブレード３４と、非回転中間翼３６の列と、第２段の回転ファンブレード３８とを含む。入口案内翼３２は、空気流に対する仰角と、既知のタイプのアクチュエータ４０を使用することによって選択的に変化する開放流量範囲とを有することができる。中間翼３６は任意的に、空気流に対する仰角と、既知のタイプのアクチュエータ４２を使用することによって選択的に変化する開放流量範囲とを有することができる。ファンＩＧＶ３２と中間翼３６は集合的に、ファンステータアセンブリと呼ばれる。本発明の原則は、他のエンジン構成にも同様に適用できる。
【０００９】
エンジン１０はまた、環状シュラウド４６から半径方向外方に延在し、ファン１４（この場合は第２段３６）によって駆動される、翼型の輪状の「フレード（ＦＬＡＤＥ）」段４４と呼ばれる補助ファンを含む。フレード段４４は、バイパス導管３０を取り囲むファン外側導管４８内に位置決めされる。フレード段４４は、ファン１４とは異なる流量および圧力比のさらなる気流を形成する。ファンとフレード圧力比の最終選択に応じて、１つ以上のファンブレード上に可能なフレード段とともに他のファン段数も使用することができる。フレード段の流れは、既知のタイプの選択された航空機抽気電源システム（図示せず）用の十分な抽気圧力および流量を提供するように寸法決めされる。アクチュエータ５２によって動作する可変角フレード入口案内翼５０の列は、開放位置と閉鎖位置の間を移動可能であって、フレード段４４を通る流れを変化させる。
【００１０】
ファン外側導管４８は、流れを航空機抽気システムに向ける１つ以上の抽気出口５４を含む。抽気弁５６はまた、抽気出口５４選択的に閉鎖し、フレード段の流れをファン外側導管４８の下流に向けるように設けることができる。
【００１１】
排気導管５８はコア２８の下流に配置され、コア２８とバイパス導管３０の両方から混合空気流を受け入れる。ミキサ６０（例えば、ローブまたはシュート型ミキサ）は、コア２８とバイパス導管３０の気流の接合点に配置されて、２つの気流の効率的な混合を促進する。
【００１２】
動作中、エンジン１０が既知の方法で航空機推進用の推力を生成する一方、フレード段は抽気出口５４から抽気流を排気する。図２Ａは、ファン１４の推力の調節または変化の仕方を示す。ＬＰスプール（ひいてはファン１４）の速度は、すべての飛行状態において、最大ＲＰＭまたは最大ＲＰＭ付近で一定またはほぼ一定に保たれる。区間「Ｌ」で示される進入および着陸の際に要求されるレベルまで推力を減少させるために、ファンＩＧＶ３２および任意で可変中間翼３６は選択的に閉鎖されてファン流量および圧力比を下げ、それによりエンジン推力を下げる（図２Ａの横軸に沿って大きくなる数字は、ステータアセンブリの閉鎖が拡大することを示している）。この減少した推力でＬＰスプールを全速力に保たせる能力によって、フレード段４４の排気が対象の推力変動幅にわたって流量および圧力比レベルを一定に保つことが可能になる。したがって、航空機は、揚力増加または他の抽気流エネルギー依存機能を高レベルで行いつつ、低いエンジン推力で動作することができる。対照的に、従来技術のエンジンにおける海水面（ＳＬＳ）推力の比率は、図２Ｂで示されるように、通常はＬＰスプールの速度に比例する。進入および着陸の際に要求されるレベルまで推力を減少させるために、低圧タービンとファンの速度「Ｎ１」は必然的に減少させなければならず、抽気流に使用可能な流量および圧力レベルが減少する。
【００１３】
フレード入口案内翼５０は抽気流を調節するために使用され、基本的には一部閉鎖設定にある。マルチエンジン設備では、１つのエンジンが故障すると、フレード入口案内翼５０が基準設定から全開設定に移ることになる。流量および圧力は、全抽気流のエネルギーレベルを一定に保つために増加する。流量および圧力が固定領域の操作線に沿って変化するので、航空機の内部導管の多くは変化しない。ＬＰスプールは既に最大ＲＰＭにあるので、エンジンアウトの緊急事態に対する反応が非常に速くなる。フレード段の流量および圧力レベルは翼揚力増加または他の抽気流要求に適合させるように選択することができる一方、ファン１４およびコアシステムは飛行任務要求の仕様に対して最適化することができる。
【００１４】
図３は、エンジン１０と同様の、ファン１１４と、コア１２８と、ファン外側導管１４８内に位置決めされたフレード段１４４と、排気ノズル１６２とを有するエンジン１１０を図示する。図示の例では、排気ノズル１６２は、エンジン１１０の運転サイクルの変化に適応するために、従来の慣例にしたがって、それぞれ「Ａ８」および「Ａ９」で示されるスロート領域および／または出口領域を変化させるために使用することのできる可動フラップ１６４を有する、いわゆる「２−Ｄ」設計である。フラップ１６４は、推力偏向を行うために使用することもできる。排気ノズル１６２はまた、フラップ１６４が仮想線で示される全閉位置に動くと、逆推力を生成する逆推力カスケード翼１６６を含む。本発明は、従来の軸対称ノズル設計（図示せず）で使用することもできる。フレードノズル１６８は排気ノズル１６２の周囲に配置され、ファン外側導管１４８に接続される。抽気弁１５６が閉じると、抽気出口１５４が閉鎖され、フレード段の排気がフレードノズル１６８から出る。この流れは、排気ノズル１６２の冷却または飛行中のパフォーマンス強化のために使用することができる。そのような場合、フレード段１４４は、翼揚力増加または他の抽気機能に要求される流量よりも多くの流量を有するように寸法決めされることが望ましい。
【００１５】
フレード圧力比を適切に選択することにより、余分なフレード流を主エンジン気流内に案内して、別個のフレードノズルを不要にすることが可能である。この概念は図４に描かれており、エンジン１０と同様の、ファン２１４と、コア２２８と、ファン外側導管２４８内に位置決めされたフレード段２４４と、排気ノズル２６２とを有するエンジン２１０を示す。フレード噴射ドア２７０は、排気ノズル２６２の上流に位置決めされる。これらのドアは、ファン外側導管２４８の後部が閉鎖される閉鎖位置と、フレード段の排気が排気ノズル２６２の上流の混合気流内に噴射または放出される開放位置の間で移動可能である。この放出流は付随するファンの操作線変化を引き起こす傾向があり、これは排気ノズル２６２のスロート領域の変化によって補正することができる。この操作線変化が特定用途で許容できる場合、固定領域の排気ノズル（図示せず）を使用してもよい。
【００１６】
図５は、エンジン１０と同様の、ファン３１４と、コア３２８と、ファン外側導管３４８内に位置決めされたフレード段３４４と、排気ノズル３６２とを有するさらに別のエンジン３１０を図示する。ファン外側導管３４８は、コア出口の上流で終了する。抽気弁３５６が開くと、フレード段の排気が抽気出口３５４を流れる。抽気弁３５６が閉じると、フレード段の排気がファン３１４からのバイパス流と混ざる。上述のエンジン２１０と同様に、別個のフレードノズルを必要としない。
【００１７】
前述の内容は、流量調節ファンを有するガスタービンエンジンを説明した。本発明の特定の実施形態を説明したが、本発明の精神および範囲から逸脱することなく本発明にさまざまな修正を加えることができることが当業者には明らかであろう。したがって、本発明の好適な実施形態および本発明を実施するための最良の形態の上記説明は、限定ではなく例示目的だけのために提供され、本発明は特許請求の範囲によって規定されるものである。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】本発明の一態様にしたがって構成されたガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図２Ａ】本発明のガスタービンエンジンの推力対ファンステータ設定特性を示すグラフである。
【図２Ｂ】従来技術のガスタービンエンジンの推力対速度特性を示すグラフである。
【図３】本発明の別の態様にしたがって構成されたガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図４】本発明の別の態様にしたがって構成されたガスタービンエンジンの概略断面図である。
【図５】本発明のさらに別の態様にしたがって構成されたガスタービンエンジンの概略断面図である。
【符号の説明】
【００１９】
Ａ  長手方向軸
１０  ガスタービンエンジン
１２  ケーシング
１４  ファン
１６  圧縮機
１８  燃焼器
２０  高圧タービン（ＨＰＴ）
２２  低圧タービン（ＬＰＴ）
２４  外軸
２６  内軸
２８  コア
３０  バイパス導管
３２  ファン入口案内翼（ＩＧＶ）
３４  第１段の回転ファンブレード
３６  非回転中間翼
３８  第２段の回転ファンブレード
４０  ＩＧＶアクチュエータ
４２  中間翼アクチュエータ
４４  フレード（ＦＬＡＤＥ）段
４６  シュラウド
４８  ファン外側導管
５０  フレード入口案内翼
５２  フレードアクチュエータ
５４  抽気出口
５６  抽気弁
５８  排気導管
６０  ミキサ
１１０  エンジン
１１４  ファン
１２８  コア
１４４  フレード段
１４８  ファン外側導管
１５４  抽気出口
１５６  抽気弁
１６２  排気ノズル
１６４  フラップ
１６６  逆推力カスケード翼
１６８  フレードノズル
２１０  エンジン
２１４  ファン
２２８  コア
２４４  フレード段
２４８  ファン外側導管
２６２  排気ノズル
２７０  フレード噴射ドア
３１０  エンジン
３１４  ファン
３２８  コア
３４４  フレード段
３４８  ファン外側導管
３５４  抽気出口
３５６  抽気弁
３６２  排気ノズル
【図１】
0005514354.tif 000002
【図２Ａ】
0005514354.tif 000003
【図２Ｂ】
0005514354.tif 000004
【図３】
0005514354.tif 000005
【図４】
0005514354.tif 000006
【図５】
0005514354.tif 000007